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第四节 模型飞机阻力的计算 模型飞机属于低速飞机，因此一般只计算形阻与诱阻。 形阻的计算公式为： S —— 计算其他部件的阻力时用 最大迎风面积 S —— 计算机翼、尾翼的阻力时用 平面面积 Cx 要注意什么？ （1）阻力系数 —— 机翼 机翼阻力和迎角的关系最为密切，它清楚地反映在阻力系数曲线上 计算机翼、尾翼的 阻力时用 平面面积 （2）阻力系数 —— 其他部件 不同部件的废阻系数表 飞机部件的形阻值其实就是各个部件阻力的求和 诱导阻力的计算 模型飞机诱导阻力计算公式如下： —— 机翼平面形状修正系数 —— 机翼的升力系数 —— 展弦比 —— 翼面积（有效升力面积） 环流场理论 第六节 飞行速度与功率的计算 利用平飞是的条件等式 Y = G 得到： 整理得到模型飞机最小平飞速度表达式： 试根据公式分析最小平飞速度相关因素！ 最小平飞速度公式总结： （1）平飞速度和翼载荷（G / S）的平方根成正比，翼 载荷越大平飞需用速度越大；翼载荷越小， 平飞 需用速度越小。 （2）小迎角时升力系数较小，为保持平飞，模型需要有 较大的速度，大迎角时升力系数较大，不需要大的 速度就可以维持平飞。 平飞拉力计算 匀速平飞时，拉力等于模型用平飞需用速度时所受到的阻力： P = X。 代入阻力公式： 速度应当是平飞需用速度 ： 平飞拉力计算 将上面三式代入并化简后为： 叫升阻比，一般用K表示 平飞需用拉力公式，它反映了模型飞机所受重力、迎角和拉力之间的关系。 与面积和空气密度无关 第七节 模型飞机的平衡与安定 飞机运动的的三轴—— X、Y、Z 平衡条件： （1）X、Y、Z三个轴力的平衡 （2）绕X、Y、Z三个轴的弯矩平衡 力不平衡则会在合力的方向产生加速度，弯矩不平衡则会产生旋转加速度。 模型飞机的安定性 飞机平衡后才能维持稳定的飞行，但平衡不一定具安定性。 安定性 是指当平衡因阵风或 其它因素被破坏时，飞机要有 自行恢复平衡的能力，安定性 好的飞机平衡被破坏后能迅速 修正回来。 空气动力中心 —— 焦点 对于常规模型飞机，为了确定重心的位置必须计算出整机焦点的位置 焦点可以近似用下面的公式 X焦点 = 0.25 + 0.7（S平尾*L平尾/S机翼*b） X焦点 —— 焦点离机翼前缘的距离（用翼弦长度的百分数表示） L平尾 —— 平尾尾力臂（从重心到平尾焦点的距离） b —— 机翼的平均气动弦长 一般的常规模型飞机认为焦点在距机翼前缘25%处 纵轴的配平方式 1 机翼升力通过重心：水平尾翼不产生升力，它们对重心都不产生力矩， 总的力矩为零，达到力矩平衡。 优点：这种方式的尾翼 阻力最小 缺点：没有修正力矩来平 衡焦点弯矩 中性安定但不平衡 纵轴的配平方式 2 机翼焦点在重心之后，机翼升力产生低头力矩，水平尾翼产生 负升力形成抬头力矩，两个力矩达到平衡 。 优点：这种方式的安定性较好 缺点：尾翼产生负升力，空气 动力有所损失 不安定 但是平衡 纵轴的配平方式 3 机翼压力中心在重心之前，机翼升力产生抬头力矩，水平尾翼产生 正的升力形成低头力矩，两个力矩达到平衡。 优点：能利用水平尾翼产生升 力，可以提高空气动力性能 缺点：不安定，受外力影响 较大 安定 不平衡 这种气动布局气动效率高，稳定性好。但是存在前鸭翼对主翼的干扰导致俯仰控制发散。另外鸭式布局对整机的重心比较敏感。 纵轴的配平方式 4 —— 鸭式 前翼机（鸭式布局）：重心在压力中心之前，主翼升力对重心产生 的弯矩及焦点弯矩需由前翼来配平。 自动驾驶 操纵机构控制舵偏 俯仰操纵 横滚操纵 航向操纵 舵偏量不是由驾驶员直接或间接控制 舵偏量如何控制？ 第三部分：自动飞行控制系统 不需认为干预，自动飞行控制系统根据期望的指令信号自动形成控制信号，控制舵面偏转。 误差控制 输入量 串联补 偿元件 测量元件 输出量 放大 元件 执行 元件 被控 对象 反馈补 偿元件 主反馈 为改善系统性能 反馈控制系统的基本组成图 输出量经测量元件反馈到输入端的传输通路称主反馈通路； 用“○”号代表比较元件，“—”号代表两者符号相反，“+”号代表两者符号相同。 信号沿箭头方向从输入端到达输出端的传输通路称前向通路； 前向通路与主反馈通路共同构成主回路。 此外